The present invention provides a method for predicting the transition position of a hypersonic vehicle, which first calculates the laminar flow field of the aircraft surface under the flight condition, and interpolate the flow field to the orthogonalization grid along the surface of the aircraft, and the growth rate of the second mode and the more low-frequency disturbance waves along the direction of the flow field under the orthogonalization grid. The N distribution of the surface of the aircraft is obtained by integration, and the position of the surface transition of the aircraft is determined according to the N0 value of the trigger transition. This method analyzes and predicts the transition from the angle of transverse flow stability. The traditional e N method is improved, the stability of the transverse flow is considered, the disturbance wave of the transverse flow mode is integrated, and the influence of the wall temperature on the transition is considered, and a transition prediction method based on the stability analysis is obtained, which can be compared. For accurate prediction of the surface transition position of hypersonic vehicle.
【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器转捩位置预测方法
本专利技术涉及飞行器转捩预测
,具体涉及一种高超声速飞行器边界层的转捩位置预测方法,尤其涉及一种基于边界层稳定性理论的应用于升力体/乘波体高超声速飞行器边界层的转捩预测方法。
技术介绍
高超声速飞行器(下文简称为飞行器)在飞行试验过程中,飞行器表面存在层流和湍流两种流态。流态的不同导致飞行器升力、阻力、表面热流、发动机性能和进气道启动性能的不同。本专利技术中定义从层流到湍流的流动过程为转捩。准确的预测飞行器表面的转捩位置是飞行器设计的关键,决定飞行试验成败。预测飞行器表面的转捩位置,目前常采用的方法有:基于线性稳定性理论的半经验的传统e-N方法、求解抛物化稳定性方程的方法(PSE)、直接数值模拟(DNS)、湍流转捩模式和工程转捩准则,其中,PSE方法无法应用于工程实际;DNS和湍流转捩模式计算量巨大,无法应用于工程实际;工程转捩准则没有理论依据,无法模拟转捩过程,给出精确的转捩位置。因此,在工程应用中,基于稳定性理论的e-N方法应用最为广泛。在航空工业领域,e-N方法通常被认为是预测转捩位置最有效的方法。传统e-N方法:边界层内存在各种频率的小扰动,当它们向下游传播时,分别在不同的位置幅值开始增长;各种频率的扰动波从其开始增长的位置起,可用线性稳定性理论计算它们向下游方向累计的增长倍数,增长倍数首先达到某一特定值的扰动波引发转捩。具体表示为:或其中,A为扰动的幅值,A0为扰动开始增长时的幅值。通常情况下,e-N方法中的增长率通过使用线性稳定性理论计算得到,其中引入了平行流假设,即假设基本流沿流向的展向是平行的。这种 ...
【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器转捩位置预测方法,其特征在于,通过以下步骤实现:计算目标飞行器在典型状态工况下飞行器表面的层流流场;将计算得到的层流流场插值到飞行器表面沿法向的正交网格上;以正交化的流场作为基本流,分析中性曲线,得到考虑横流影响的中性曲线,其中,将该中性曲线中受横流影响最大的第一模态作为横流模态;基于得到的中性曲线,选取幅值增长率大于0的第二模态和横流模态扰动波,采用e‑N方法对所述的扰动波沿势流方向积分,并取所计算的所有扰动波的N值的包络线作为飞行器表面的N值分布;根据触发转捩的N0值,确定飞行器表面的转捩位置。
【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器转捩位置预测方法,其特征在于,通过以下步骤实现:计算目标飞行器在典型状态工况下飞行器表面的层流流场;将计算得到的层流流场插值到飞行器表面沿法向的正交网格上;以正交化的流场作为基本流,分析中性曲线,得到考虑横流影响的中性曲线,其中,将该中性曲线中受横流影响最大的第一模态作为横流模态;基于得到的中性曲线,选取幅值增长率大于0的第二模态和横流模态扰动波,采用e-N方法对所述的扰动波沿势流方向积分,并取所计算的所有扰动波的N值的包络线作为飞行器表面的N值分布;根据触发转捩的N0值,确定飞行器表面的转捩位置。2....
【专利技术属性】
技术研发人员:罗金玲,贾文利,刘建新,黄章峰,汤继斌,康宏琳,吴宁宁,
申请(专利权)人:北京空天技术研究所,
类型:发明
国别省市:北京,11
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